XFOIL Version 6.94 Calculated polar for: mta2 1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom) Mach = 0.000 Re = 0.035 e 6 Ncrit = 9.000 alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr ------- -------- --------- --------- -------- ------- ------- -2.750 -0.2574 0.04388 0.03680 -0.0243 1.0000 0.2923 -2.500 -0.2046 0.04119 0.03346 -0.0293 1.0000 0.2350 -1.750 0.0290 0.03499 0.02264 -0.0512 0.2591 0.1645 -1.500 0.0623 0.03420 0.02135 -0.0509 0.2505 0.1630 -1.250 0.0993 0.03348 0.02028 -0.0509 0.2442 0.1612 -1.000 0.1381 0.03297 0.01943 -0.0512 0.2393 0.1600 -0.750 0.1786 0.03267 0.01884 -0.0518 0.2358 0.1615 -0.500 0.2204 0.03251 0.01848 -0.0530 0.2336 0.1669 -0.250 0.2611 0.03231 0.01838 -0.0542 0.2328 0.1834 0.000 0.3024 0.03192 0.01854 -0.0560 0.2327 0.2339 0.250 0.3444 0.03049 0.01891 -0.0562 0.2330 1.0000 0.500 0.3836 0.03163 0.01954 -0.0569 0.2330 1.0000 0.750 0.4188 0.03281 0.02043 -0.0573 0.2326 1.0000 1.000 0.4495 0.03410 0.02156 -0.0573 0.2323 1.0000 1.250 0.4783 0.03555 0.02291 -0.0571 0.2326 1.0000 1.500 0.5069 0.03716 0.02446 -0.0569 0.2342 1.0000 1.750 0.5367 0.03840 0.02606 -0.0568 0.2427 1.0000 2.000 0.5646 0.04043 0.02809 -0.0567 0.2492 1.0000 2.250 0.5931 0.04213 0.03015 -0.0568 0.2611 1.0000 2.500 0.6191 0.04473 0.03266 -0.0567 0.2691 1.0000 2.750 0.6466 0.04692 0.03521 -0.0571 0.2865 1.0000 3.000 0.6753 0.04910 0.03805 -0.0588 0.3170 1.0000 3.250 0.7044 0.05204 0.04144 -0.0616 0.3548 1.0000 3.500 0.7378 0.05542 0.04562 -0.0701 0.4341 1.0000 4.000 0.6352 0.06924 0.06035 -0.0950 0.6824 1.0000 4.250 0.5314 0.07386 0.06503 -0.0918 0.8012 1.0000 4.500 0.3954 0.07318 0.06452 -0.0724 0.9825 1.0000 4.750 0.3739 0.07319 0.06443 -0.0660 1.0000 1.0000 5.000 0.3859 0.07599 0.06707 -0.0670 1.0000 1.0000